[發明專利]衛星復合編隊方法

有效

• 申請號: 201710558811.7
• 申請日: 2017-07-11
• 公開（公告）號: CN107554817B
• 公開（公告）日: 2020-02-14
• 發明（設計）人: 劉磊;李青;唐碩
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64G1/10
• 分類號: B64G1/10;B64G1/24;G05D1/10
• 代理公司: 61204 西北工業大學專利中心
• 代理人: 王鮮凱

本發明公開了一種衛星復合編隊方法，用于解決現有衛星自主編隊飛行控制方法控制精度低的技術問題。技術方案是在衛星本體與載荷之間設計分離式主動隔振與操控系統，衛星本體與載荷之間看作固定連接，采用常規編隊方法對衛星群之間進行粗編隊，針對主從式編隊衛星姿軌控制問題，建立衛星的六自由度相對運動模型，通過測量編隊衛星之間的相對姿態和相對位置，利用微推力器對其姿態和軌道進行調整，保持編隊衛星之間的相對運動。建立單個載荷的動力學模型，利用8個分離式電磁力作動器之間的配合使用生成三軸控制力和三軸控制力矩，對載荷進行六自由度精確控制，實現衛星載荷之間高精復合編隊。

技術領域

本發明涉及一種衛星自主編隊飛行控制方法，特別涉及一種衛星復合編隊方法。

背景技術

近年來隨著衛星功能的日益復雜和天線、光學載荷口徑的增加，研制成本和研制難度急劇增加，研制風險也越來越大，且單顆星的功能和性能指標有限，因此，采用小衛星編隊飛行協同工作已成為一個重要研究方向，在電子偵查、定位成像、氣象觀測等方面的應用也越來越廣泛。另一方面，編隊飛行衛星超大口徑觀測任務和高分辨率執行任務對編隊精度和穩定度的要求也越來越高。

傳統的衛星編隊對各衛星的空間相對軌道姿態進行控制，衛星載荷與本體之間采用固定連接方式，并采用單級編隊，很難實現微米級相對位移控制和微弧級相對姿態控制。

文獻“申請公布號是CN104142686A的中國發明專利”公開了一種衛星自主編隊飛行控制方法。該方法采用噴氣和動量輪分別對衛星的軌道和姿態進行調節，將衛星和載荷作為一個整體，采用單級編隊方式，由于飛輪姿控、噴氣軌控精度有限，同時衛星本體擾源多、微振動突出，編隊精度有限，該編隊方式只適合常規精度要求的場合，在分布式光學成像等相關應用中很難通過編隊干涉成像，在高精度、高穩定度領域的應用受限。

發明內容

為了克服現有衛星自主編隊飛行控制方法控制精度低的不足，本發明提供一種衛星復合編隊方法。該方法在衛星本體與載荷之間設計分離式主動隔振與操控系統，衛星本體與載荷之間看作固定連接，采用常規編隊方法對衛星群之間進行粗編隊，針對主從式編隊衛星姿軌控制問題，建立衛星的六自由度相對運動模型，通過測量編隊衛星之間的相對姿態和相對位置，利用微推力器對其姿態和軌道進行調整，保持編隊衛星之間的相對運動。建立單個載荷的動力學模型，利用8個分離式電磁力作動器之間的配合使用生成三軸控制力和三軸控制力矩，對載荷進行六自由度精確控制，實現衛星載荷之間高精復合編隊。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案：一種衛星復合編隊方法，其特點是包括以下步驟：

步驟一、衛星本體與載荷之間通過八個分離式電磁力作動器相連接。第一分離式電磁力作動器10-第四分離式電磁力作動器13對稱安裝于衛星載荷的底平面，與衛星本體上平面相連，第一分離式電磁力作動器10-第四分離式電磁力作動器13的兩端分別通過螺栓與衛星載荷和衛星本體連接。衛星載荷的左右邊界分別設計第一安裝基座8和第二安裝基座9，第一安裝基座8和第二安裝基座9與衛星本體的上平面固連，用于安裝第五分離式電磁力作動器14-第八分離式電磁力作動器17，第五分離式電磁力作動器14-第八分離式電磁力作動器17的安裝關于yz平面和xz平面對稱，第五分離式電磁力作動器14-第八分離式電磁力作動器17的兩端分別通過螺栓與衛星載荷和衛星本體連接。

步驟二、在粗編隊時，分離式電磁力作動器鎖死或通過主動控制使各作動器支桿長度不變，衛星本體與載荷之間看做固定連接，以相對于中心衛星編隊的主從式編隊衛星姿軌控制問題，建立系統的相對運動模型，通過測量編隊衛星之間的相對姿態和相對位置，利用微推力器對其姿態和軌道進行調整，實現衛星的第一級粗編隊控制。

假設編隊飛行各衛星在地球中心引力場中運動，且中心衛星為圓形軌道，不考慮軌道攝動因素的影響，采用Hill方程得到編隊衛星的相對運動模型：